JP2008105671A - 高速の浮揚する可動式プラットフォームに関連して用いられ、ジェット航空機の胴体上で用いられる空気入口装置、航空機、および、ジェット航空機の胴体の外面上に入口を形成するための方法 - Google Patents

Abstract

【課題】商業用または軍用の航空機などの高速の浮揚する可動式プラットフォーム上においてキャビン空気圧縮機で用いるための入口装置および方法を提供する。
【解決手段】当該装置は、ダイバータ構造によって航空機の胴体の外面の外側で支持される所望の形状を持つピトー入口を含む。当該ダイバータ構造は境界層の低エネルギ部分を逸らして、低エネルギ部分がピトー入口に入らないようにする。当該ピトー入口は、境界層のより高いエネルギ部分を受け、ラム空気流をキャビン空気圧縮機の入口に導く。当該装置は、キャビン空気圧縮機（ＣＡＣ）の入口面において少なくとも約０．８の回収率（ＲＦ）を提供し、これにより、入口装置の空気抵抗を最小限にしつつ、ＣＡＣを駆動するのに必要な電力を利用可能な電力限度内に維持する。
【選択図】図１

Description

関連する出願の相互参照
本願の主題は、「浮揚する可動式プラットフォームのためのタンデムの空気入口装置および方法（"Tandem Air Inlet Apparatus and Method for an Airborne Mobile Platform"）」と題され、その開示が引用によりこの明細書中に援用されている米国特許出願連続番号第１１／５５３，１８１号（ボーイング（Boeing）整理番号第０６−０３１０；ＨＤＰ整理番号７７８４−０００９６２）に関する。

分野
この開示は、浮揚する可動式プラットフォームで用いられるラム空気入口に関し、より特定的には、高速の商業用ジェット航空機のサブシステムに空気を供給するために当該航空機で用いるのに特に十分に適合された極めて効率的なラム空気入口に関する。

背景
さまざまな商業用および軍用の航空機は、しばしば、このような航空機が採用している環境制御システム（ＥＣＳ）用のキャビン空気（ＣＡ）入口を利用する。ＣＡ入口を利用する航空機は、キャビンの予圧のためにエンジンからの抽気ではなくラム空気を用いる。このような航空機の場合、ＣＡ入口が取込んだラム空気は、しばしば、電動式のキャビン空気圧縮機（ＣＡＣ）に送られ、次いで、空気調整パックにおいて所望の温度および圧力に調整され、キャビンの空気分配システムに供給される。

キャビン空気圧縮機に送り込むラム空気を用いる場合の重要な要件は、ＣＡＣ入口面において最低限の所望の回収率（ＲＦ）を達成することである。実際には、空気調整パックの圧縮機を駆動するのに必要な電力を最小限にするために、ＣＡＣ入口面において最大限のＲＦを達成することが所望される。これはピーク電力条件では特に重要である。というのも、ＥＣＳの発電機、モータおよび他の電気機器が、航空機のピーク需要要件を満たすような大きさでなければならないからである。理想的には、ＣＡＣ入口面で達成されるＲＦは１．０であるが、実際には、典型的には１．０よりもかなり低く、しばしば約０．０５〜０．７である。しかしながら、一方では、ラム空気入口についてのより高いＲＦは一般により高い空気抵抗に関連付けられる。したがって、入口の空気抵抗を最小限にしながらも予め定められた最低限のＲＦを達成することのできる入口を航空機の環境制御システム構成要素に、より特定的にはキャビン空気入口に設ける際に、設計上の課題が生じる。

厚い胴体境界層がある場合、航空機の胴体の外面と面一に位置決めされている面一装着型のラム空気入口（長方形またはＮＡＣＡ平面図形）は、空気調整パック熱交換器に冷却空気を供給するのに用いられるタイプであり、約０．６〜０．７の範囲のＲＦをもたらす傾向がある。しかしながら、利用可能な圧縮機のパワーに限界があるために、空気入口を最も効率的に利用するために１．０、少なくとも約０．８に近いＲＦを達成することが所望される。したがって、現在、面一装着型のラム空気入口ではしばしば理想的な性能パラメータには届かない。さらに、質量流量が低い場合、面一装着型のラム空気入口はまた、不所望なヘルムホルツ（Helmholtz）タイプのダクト流の不安定性を発生させる傾向がある。これは、ダクトにおける音響共鳴と入口の前方にある接近してくる境界層の剥離との
組合せに起因している。したがって、入口のＲＦ性能の最大化に関連して、併発する性能についての考慮事項は、入口の実現に関連付けられる空気抵抗を最小限にしながらも、同時に、質量流量を著しく下げるために流れが不安定になり始めるのを遅らせることのできる入口を設けることである。

さらなる問題は、典型的には航空機上の環境制御システムに関連して用いられる１つ以上の付加的な入口の位置に対してキャビン空気入口を配置する能力である。たとえば、商業用および軍用の航空機上では、１つ以上の入口を用いて空気流を１つ以上のキャビン空気圧縮機に供給するが、航空機上の空気調整パックの熱交換器に冷却空気を供給するために１つ以上の熱交換器のラム空気入口がまた組込まれる。熱交換器の入口が、キャビン空気圧縮機のすぐ上流で境界層を変化させる態様でキャビン空気入口に対して配置され得るのであれば望ましいだろう。これは、キャビン空気入口に関連付けられる空気抵抗を低減させつつ、キャビン空気入口の最適な性能特性を満たすことを可能にするだろう。

概要
この開示は、高速の可動式プラットフォームで用いられる空気入口装置および方法に関する。一実現例においては、高速の可動式プラットフォームは商業用または軍用の航空機を含む。

一実施例においては、空気入口装置は、境界層ダイバータの上方に配置されるピトー入口を含む。ここで、境界層ダイバータは、可動式プラットフォームの本体部分の外面上に位置決めされている。ピトー入口は、本体部分に隣接し可動式プラットフォームの飛行中に本体部分にわたって移動する境界層を受ける。境界層ダイバータは、本体部分の外面に最も近い境界層の内部領域がピトー入口に入るのを防ぐことができる。一実施例においては、境界層ダイバータは、本体部分の外面の上方でピトー入口を支持する。

別の実施例においては、ピトー入口は、約５：１〜約６：１の喉部のアスペクト比を含む。

さらに別の実施例においては、ピトー入口は、内側リップと、当該内側リップから間隔をあけて配置される外側リップとを含み、当該内側リップは可動式プラットフォームの本体部分の外面により近接している。外側リップと内側リップとの厚さ比は約２：１〜約４：１である。特定の一実施例においては、当該装置は、商業用または軍用の航空機の環境制御システムのキャビン空気圧縮機で用いるのに特に十分に適したラム空気入口を形成する。

適用可能性のさらなる範囲は、この明細書中に提供される説明から明らかとなるだろう。その説明および具体例が例示だけを目的としたものであり、この開示の範囲を限定することを意図するものではないことが理解されるはずである。

この明細書中で説明される図面は例示だけを目的としたものであり、この開示の範囲を限定することを意図したものではない。

詳細な説明
以下の説明は本質的に例示的なものに過ぎず、この開示、応用例または用途を限定することを意図したものではない。

図１を参照すると、この開示の一実施例に従った入口装置１０が示される。当該入口装
置１０は、翼１４ａに隣接しているが当該翼１４ａの下方にある胴体／翼境界面区域において可動式プラットフォーム１２の胴体１４上で用いられる。この例においては可動式プラットフォーム１２は航空機を含んでいるが、ただし、入口装置１０が、他の浮揚するプラットフォームなどの他の形態の高速の可動式プラットフォーム上で、たとえば、ミサイルもしくはロケット、または列車などの高速地上車両、または海洋船舶上で使用可能であることが認識されるだろう。しかしながら、入口装置１０が、少なくとも１つのキャビン空気圧縮機（ＣＡＣ）を利用する環境制御システムを採用する商業用および軍用のジェット航空機で特定の有用性を見出すことが予想される。

図２Ａ、図２Ｂ、図２Ｃ、図３および図５を参照すると、入口装置１０は、ダイバータ２０によって胴体１４の外面１８に隣接して位置決めされかつ支持される入口ダクト構造１９を有するピトー入口１６を含む。当該入口ダクト構造１９は、内側リップ２４および外側リップ２６によって形成される入口面２２を含む。図２Ｃに図示のとおり、内側リップ２４および外側リップ２６は、喉部２３を有する入口ダクト２５を規定するのに役立つ。喉部２３は入口ダクト２５の最小の断面積を表わしている。入口ダクト２５は、胴体１４の外面１８へと内側に向かい、ここを通って湾曲している（図２Ｃ）。入口ダクト２５は、図４において数字４０ａおよび４２ａで示され胴体１４内に位置するキャビン空気圧縮機（ＣＡＣ）の入口面に通じている。ダイバータ２０は、矢印３０（図２Ｃ）で示されるように、外面１８から予め定められた距離をあけてピトー入口１６の内側リップ２４を支持する。一実施例においては、矢印３０で表わされる距離は、約１．０インチ〜３．０インチ（２５．４０ｍｍ〜７６．２０ｍｍ）であり、より好ましくは約２．０インチ（５０．８０ｍｍ）である。

さらに図２Ａを参照すると、ピトー入口１６の喉部のアスペクト比（幅対高さ）はまた、入口の性能における係数、特に、空気抵抗の不利点が最小限となる１．０に近いＲＦ（回収率）を得る際の係数である。キャビン空気圧縮機の入口面（図４の４０ａまたは４２ａ）においては約０．８の最低限のＲＦが望ましい。しかしながら、最大の流量での入口喉部２３とキャビン空気圧縮機（ＣＡＣ）の入口面との間における入口ディフューザの損失を説明するためには、ピトー入口１６の喉部２３においては約０．８８〜０．９２の範囲のより高いＲＦが強く好まれる。これは、入口ダクト２５の断面形状が長方形から円形の断面形状に移行する必要があり、これにより、ピトー入口１６の損失が喉部のアスペクト比の増大に伴って増大しがちになるからである。したがって、約５：１〜約６：１の喉部のアスペクト比は、ピトー入口１６の空気抵抗を最小限にしながらも、ＣＡＣの入口面において少なくとも約０．８の最低限のＲＦを達成することが所望される。

図２Ａおよび図２Ｃを参照すると、外側リップ２６に対するピトー入口１６の内側リップ２４の厚さはまた、入口装置１０の性能において重要である。好ましくは、内側の入口リップ２４の厚さは、低い質量流量（典型的には、約０．２〜０．５の質量流量比）でのＲＦ性能の低下を防ぐために可能な限り薄くされなければならない。さらに、大量の流出に晒される（すなわち、空気流が入口リップ２４および２６から外方向に遠ざけられる）場合、より薄い内側リップ２４は、ダイバータ２０の周りの区域を「詰まらせる」傾向のある高いマッハ数までの、曲率に関連する流量加速を招かない。内側リップ２４の厚さは矢印３２によって規定され、外側リップ２６の厚さは矢印３４によって規定される。一実施例においては、約２：１〜４：１の範囲の外側リップと内側リップとの厚さ比は、空気抵抗とＲＦ性能とのバランスを取るのに特に十分に作用する。

図５を簡潔に参照すると、入口装置１０が、航空機１２上で用いられる環境制御システム３６とともに概略的なブロック図で示される。この例における環境制御システム（ＥＣＳ）３６は、圧縮された空気をＡＣＭ（空気循環器）４４に与える１対のキャビン空気圧縮機４０および４２と熱交換器ラム空気入口３８とを含む。キャビン空気圧縮機４０およ
び４２はそれぞれ入口面４０ａおよび４２ａを含み、当該入口面４０ａおよび４２ａは各々、入口装置１０と連通している。ＡＣＭ４４からの高温の圧縮された空気は熱交換器４６に通されて、ＡＣＭ４４によって航空機１２のキャビン区域４８に供給される空気の温度を制御する。構成要素４０、４２、４４および４６は空気調整パック５０を含む。空気調整パック５０からの新鮮な空気はキャビン４８内で循環され、次いで、１つ以上の流出弁５２を通じて排出される。熱交換器入口３８からのラム空気は、熱交換器４６における高温の圧縮された空気を冷却するのに用いられ、その後、調節されたラム空気出口５４を通じて排出される。

ここで図５を参照して入口装置１０の動作を説明する。入口装置１０は境界層５６内に位置決めされ、境界層５６が航空機１２の飛行中に入口装置１０を通り過ぎるとき、境界層５６の低エネルギ部分がピトー入口１６に入らないようダイバータ２０によって逸らされる。境界層５６の低エネルギ部分は、典型的には、胴体１４の外面１８から約１．５インチ〜２．５インチ（３８．１０ｍｍ〜６３．５０ｍｍ）内の部分、より典型的には、外面１８から約２．０インチ（５０．８０ｍｍ）の部分である。ピトー入口１６は、境界層５６のうち運動量のより高い外側領域を取込む。この例における境界層５６の全高は約５．０インチ（１２７ｍｍ）である。随意には、離陸、地上走行および着陸の動作中に異物の破片（ＦＯＤ）が入り込むのを防ぐために、仮想線で示された回動可能なドア５８がピトー入口１６の入口面２２の前方に配置されてもよい。ＦＯＤドア５８は、航空機１２についての選択された回数の動作中にそれが入口面２２をシールドするように作動させることができる。

入口装置１０は、面一装着型の入口で実現され得るものを上回る、ヘルムホルツ不安定状態の始まりを遅らせるという付加的な利点を提供する。質量流量比が約０．２にまで下がるかまたはそれよりもわずかに低く下がる可能性のある単一のキャビン空気圧縮機を含む動作モードでは、面一装着型の入口は、典型的には、ヘルムホルツ不安定状態が始まるのを防ぐのに喉部区域の調節を必要とするだろう。喉部区域の調節により、ＣＡＣ入口面で得られるＲＦが低減し、入口構造のコストおよび複雑さが増大することとなる。

二重のＣＡＣの破損が稀に起った場合、ピトー入口１６を通る空気流の質量流量比がほぼ０にまで低下し、この場合、ヘルムホルツ不安定状態が同様に不可避となるだろう。しかしながら、このシナリオにおいてヘルムホルツ不安定状態を防ぐために、ＦＯＤドア５８が飛行時に展開され得る。飛行時におけるＦＯＤドア５８のこのような展開により、接近してくる空気流の衝撃圧力からピトー入口１６が保護され、ピトー入口ダクト２５における大きな振幅の静圧力波（すなわち、ヘルムホルツ不安定状態）の発生が防止される。

したがって、入口装置１０が、当該入口装置１０の全体的な空気抵抗を最小限にしつつ、キャビン空気をキャビン空気圧縮機に供給するのに必要な極めて高いＲＦを与えるよう動作することが認識され得る。

図６を参照すると、航空機１２の胴体１４の外面１８上に形成されたタンデムの入口装置１００が示される。タンデムの入口装置１００は、ピトー入口１０２と、当該ピトー入口１０２の前方に位置決めされ、好ましくは当該ピトー入口１０２のすぐ前にくるようにピトー入口１０２と長手方向に整列する熱交換器（Ｈｘ）の入口１０４とを利用する。「前方に」あることにより、それが、ピトー入口１０２にわたる境界層の流れに対してピトー入口１０２の上流に位置決めされるものと理解される。

ピトー入口１０２は、ダクト１１４と喉部１１３と面１０６とダイバータ１０８とを有する入口構造１０３を含む。タンデムの入口装置１００は、航空機１２の胴体上のさまざまな位置に配置され得るが、一実現例においては、図１に示される翼／本体フェアリング
区域に配置される。随意には、展開可能なＦＯＤシールド１１０は、図４に関連して記載されたＦＯＤシールド５８と同様の態様で、ピトー入口１０２の面１０６の前方で用いられてもよい。一実現例においては、熱交換器の入口１０４への空気流を制御可能に遮るために、調節可能なドア１１２が用いられる。随意には、熱交換器の入口１０４を選択的に遮るために、調節された２ドアタイプの構造が用いられてもよい。

この実現例においては、展開可能なＦＯＤシールド１１０はまた、図４におけるＦＯＤシールド５８に関連して説明されたのと同じ態様で、地上動作中に破片が入り込むのを防ぎ、かつ、ピトー入口１０２のダクト１１４内でヘルムホルツ不安定状態が始まるのを遅らせるよう動作する。

動作時に、タンデムの入口装置１００は、図７中の接近してくる厚い胴体境界層１１８が熱交換器の入口１０４によって部分的または完全に「吸い込まれる」ことを可能にし、こうして、新しくてはるかに薄い境界層を熱交換器の入口１０４のリップ１１６から発生させ得る。こうして、熱交換器の入口１０４の後部において当該入口１０４に沿って配置されるピトー入口１０２は、その入口面１０６におけるはるかに「より薄い」境界層に効率的にでくわす。これにより、ピトー入口１０２の入口面１０６において典型的にはＲＦ＝１．０に近いはるかに高い圧力回収がもたらされる。これは、小さなサイズの入口喉部１１３の区域がピトー入口１０２に用いられることを可能にし、より低いダイバータ１０８の高さがキャビン空気圧縮機（図５における４０または４２）の入口面（４０ａまたは４２ａ）において所望のＲＦ性能を達成することを可能にする。

熱交換器の入口１０４およびピトー入口１０２の配置は、熱交換器の入口１０４およびピトー入口１０２の各々をサイジングするのに用いられる、最高高度、「暑い」日および最大のキャビン空気流についての設計点条件で特に十分に奏効する。約３６，０００フィート（１０，９２０メートル）を上回る高度では、「暑い」日とは、業界においては典型的に、約−７０°Ｆよりも温かい温度、より典型的には約−４３°Ｆ〜−７０°Ｆの温度であると理解されている。これらの条件下では、熱交換器の入口１０４は典型的には最高の質量流量比で広く開いて動作し、これにより、図７における境界層の線図１２０で示されるように、接近してくる胴体境界層の全体または実質的に全体を「吸い込む」。次いで、ピトー入口１０２は、図７における境界層の線図１２２で示されるように、その入口面１０６においてはるかに薄い境界層にでくわす。高さの低い境界層１２２は、１．０に近いＲＦを入口喉部１１３において達成することを可能にする。これにより、入口喉部１１３の喉部区域（Area_throat）の低減が可能となり、こうして、キャビン空気圧縮機（４０または４２）の入口面（４０ａまたは４２ａ）において所望のＲＦ性能を達成することが可能となる。

典型的には約３６，０００フィートを上回る高度で約−７０°Ｆ未満である「寒い」日で、熱交換器の冷却空気流要求が低減するより低い高度条件（典型的には、１０，０００〜２０，０００フィート；３０３３ｍ〜６０６６ｍ）では、熱交換器の入口１０４は、好ましくは、より低い質量流量比で動作する。入口の質量流量比は、自由流において入口の完全に開いた喉部区域を通過する質量流量によって分けられる入口を通る実際の質量流量として規定される。典型的には０．１〜０．５の範囲の低い質量流量比では、調節された熱交換器の入口１０４は部分的に開いた位置で動作する。しかしながら、熱交換器の入口１０４は、依然として、胴体１４の外面１８に最も近接して形成される、図７における境界層１１８のうちより低いエネルギ部分を「吸い込む」。結果として、ピトー入口１０２に接近する境界層はいくらか厚くなり、入口喉部１１３においてＲＦが低減する。これは図８に示される。図８においては、タンデムに配置されたキャビン空気入口１０２の喉部のＲＦは、熱交換器の入口１０４の質量流量比に対してプロットされている。寒い日には、熱交換器の入口１０４は、低い質量流量比では部分的に開いた位置で動作することとな
る。したがって、ピトー入口喉部１１３で達成されるＲＦはより低くなるだろう。しかしながら、寒い日における自由流の質量流束は暑い日に比べてより高くなるので、ピトー入口１０２の入口喉部１１３における質量流量比およびマッハ数は寒い日にはより低くなる。これにより、ピトー入口ダクト１１４における内部損失が低減することとなる。したがって、キャビン空気圧縮機の入口面（図５における４０ａまたは４２ａ）における所望のＲＦは、寒い日にはピトー入口喉部１１３におけるより低い圧力回収でも満たされ得る。

図９〜図１１を参照すると、調節された熱交換器の入口１０４の前部および後部において実験環境で行われたさまざまな境界層測定を表わすデータが、熱交換器の入口開口の範囲および質量流量について示される。図９は、熱交換器の入口１０４が１００％開いた状態での、熱交換器の入口１０４の後部における境界層の速度プロファイルを示す。図１０は、熱交換器の入口１０４がほぼ７０％開いた状態での境界層の速度プロファイルを示し、図１１は、熱交換器の入口１０４がほぼ５０％開いた状態での境界層の速度プロファイルを示す。各プロットにおいては、境界層の速度プロファイルは、熱交換器の入口１０４を通る質量流量のさまざまな値について示されている。これらのプロットにおける横座標は、境界層における局所速度（ｕ）と、境界層の端縁における速度（ｕ_inf）との比（ｕ／ｕ_inf）である。縦座標は、入口１０２および１０４が搭載されている外面１８からのインチでの距離（ｙ）である。寒い日には、熱交換器の入口１０４は、部分的に開いた位置で低い質量流量比で動作することとなる。したがって、ピトー入口喉部１１３で達成されるＲＦはより低くなるだろう。図９〜図１１において表わされるデータを生成したテストについてのモデルスケールは２分の１のスケールであった。図９〜図１１における破線の曲線１２４は、図６および図７における熱交換器の入口傾斜面１２６のすぐ前方における境界層のプロファイルを表わし、図９〜図１１の各々におけるデータ点構成曲線１２８は、熱交換器の入口１０４の後部における境界層の速度プロファイルにおける変化を示す（すなわち、ほぼピトー入口１０２の入口面１０６にあるものと見なされる）。なお、グラフ９〜１１の各々においては、熱交換器の入口１１６の後部における、曲線１２８で表わされる境界層の速度プロファイルは、曲線１２４で表わされるように、熱交換器の入口１０４の前方にある境界層の速度プロファイルに比べてはるかに完全である（すなわち、境界層がはるかに薄い）ことに留意されたい。これは、熱交換器の入口１０４が境界層１２４のかなりの部分を実質的に「吸い込んだ」結果として、より高いＲＦがピトー入口１０２の入口面１０６で得られることを示している。

図１２および図１３は、熱交換器の入口１０４およびピトー入口１０２のタンデムな配置に起因するピトー入口１０２のサイジングの利点を示すプロットである。まず図１２を参照すると、５インチ厚の胴体境界層におけるピトー入口１０２のベースライン配置の場合、境界層が熱交換器の入口１０４によって吸い込まれるという利点なしでは、所望の入口喉部区域は約３３ｉｎｃｈ²となり、ダイバータ１０８の高さ（ｄ_d）は約２．０インチとなる。これにより、暑い日に、４３，０００フィートのサイジング点において、最大限の流量では、入口の質量流量比が約０．７８となり、喉部の圧力回収（ＲＦｔｈ）＝０．８９７となり、入口の空気抵抗が約２．１７４ｃｔｓ／ＡＰとなる（ｃｔｓ／ＡＰは、航空機の両側に１つずつ存在する２つのピトータイプのキャビン空気入口１０２によって生成される、航空機ごとにカウントされる全体的な空気抵抗である）。タンデムに配置されたピトー入口１０２の喉部区域は約２８ｉｎｃｈ²であり、ダイバータ１０８の高さ（ｄ_d）は約０．５インチ（１２．７ｍｍ）であり、これにより、同じサイジング点において入口の質量流量比が０．９２となり、喉部の圧力回収ＲＦ_throat＝０．９８４となり、入口の空気抵抗が２．０８５ｃｔｓ／ＡＰとなる。したがって、タンデムのピトー入口１０２の喉部の質量流量比はベースラインのピトー入口の質量流量比よりも高くなり、結果として、入口ダクト１１４の圧力損失がより高くなるだろう。しかしながら、タンデムのピトー入口１０２の喉部のＲＦは極めて高く、これは、より高いダクト圧力損失を補償し、依然として、キャビン空気圧縮機の入口面における最低限の所望されるＲＦ要件（すなわち
、約０．８）を満たすものと予想される。

図１３を参照すると、３９，０００フィート（１１，８３０ｍ）の空気抵抗評価点で、ＩＳＡの「標準的な日」（すなわち、約−７０°Ｆの温度）であり、最低限の流量であれば、タンデムに配置されたピトー入口１０２は、ベースラインのピトー入口に比べて、より高い質量流量比および喉部ＲＦで動作する。この条件では、ベースラインのピトー入口だけでなくタンデムのピトー入口１０２についての質量流量比もかなり低くなる。したがって、ダクト１１４の圧力損失も小さくなり、キャビン空気圧縮機の入口面において所望のＲＦ性能を達成することは、どちらの配置の場合にも問題ではなくなる。タンデムに配置された入口１０４および１０２の主な利点は、性能評価点における空気抵抗において強調される。ピトー入口１０２の空気抵抗は、図１３に示されるベースラインの構成に比べて、タンデムの配置のために約０．２５ｃｔｓ／ＡＰだけ低減される。

こうして、タンデムの入口装置１００は、前方に配置された熱交換器の入口１０４に境界層の良好な部分を吸い込む能力があるために、ピトー入口１０２のためのより小さな面積の喉部とより短いダイバータ１０８とで所望のレベルのＲＦ性能を達成することを可能にする。ピトー入口の性能において実現される利点は、熱交換器の入口１０４が部分的に閉じられている場合でも存在している。

さまざまな実施例を説明してきたが、当業者であれば、この開示から逸脱することなく実施可能な変形例または変更例を認識するだろう。上述の例はさまざまな実施例を例示するものであり、この開示を限定することを意図するものではない。したがって、この説明および添付の特許請求の範囲は、関連する先行技術に鑑みて必要とされるような限定だけで自由に解釈されるべきである。

この開示の一実施例に従った空気入口装置を組込んだ航空機の外面の一部を示す斜視図である。 図１の装置を示す正面図である。 当該装置の上面図である。 図２Ａにおける断面線２Ｃ−２Ｃに従った、ピトー入口を示す拡大断面図である。 図２Ａの装置を示す側面図である。 入口装置とともに用いられる典型的な環境制御システムを、航空機上で採用されるとおりに示す概略的なブロック図である。 装置に接近する境界層を示す、図２Ｃに類似の側面断面図である。 この開示の一実施例に従ったタンデムの入口装置を示す側面概略図である。 熱交換器の入口において「吸い込まれて」当該装置のピトー入口の面でより薄い境界層を形成する境界層の一部を示す簡略図である。 熱交換器の入口の前部および後部で行われる境界層の測定の実験環境において得られ、この開示の熱交換器の入口によって誘導される境界層の変形例を示すグラフである。 熱交換器の入口の前部および後部で行われる境界層の測定の実験環境において得られ、この開示の熱交換器の入口によって誘導される境界層の変形例を示すグラフである。 熱交換器の入口の前部および後部で行われる境界層の測定の実験環境において得られ、この開示の熱交換器の入口によって誘導される境界層の変形例を示すグラフである。 熱交換器の入口の前部および後部で行われる境界層の測定の実験環境において得られ、この開示の熱交換器の入口によって誘導される境界層の変形例を示すグラフである。 前方に配置された熱交換器の入口の利点のないピトー入口のベースライン配置の比較により（この比較は暑い日における４３，０００フィートの高度での最大限の流量で表わされている）、タンデムの入口装置に起因するピトー入口のサイジングの利点を示すプロットである。 図１２に示されるのと同様の比較を、標準的な温度の日における３９，０００フィートの高度での最低限の流量で示す図である。

符号の説明

１０ 入口装置、１２ 可動式プラットフォーム、１４ 胴体、１４ａ 翼、１６ ピトー入口、１８ 外面、１９ 入口ダクト構造、２０ ダイバータ、２２ 入口面、２４
内側リップ、２６ 外側リップ。

Claims (8)

1. 高速の浮揚する可動式プラットフォームに関連して用いられる空気入口装置であって、
   ピトー入口を含み、前記ピトー入口は、
   面および喉部を有し、可動式プラットフォームの胴体の外面の外側に位置する面で位置決めされるダクト構造を含み、前記ダクト構造は、喉部が、前記胴体に隣接し飛行中に前記胴体にわたって移動する胴体境界層の第１の部分を受けるようなものであり、前記ピトー入口はさらに、
   境界層ダイバータを含み、前記境界層ダイバータは、前記胴体の前記外面に直接隣接している境界層の第２の部分が前記喉部に入るのを防ぐことができるように、予め定められた高さによって胴体の外側でダクト構造を支持するためのものである、空気入口装置。
2. 前記ピトー入口は、約５：１〜約６：１の喉部のアスペクト比を含む、請求項１に記載の装置。
3. 前記ピトー入口の前記ダクト構造は、内側リップと前記内側リップから間隔をあけて配置される外側リップとを含み、前記内側リップは前記胴体の前記外面により近接しており、
   前記外側リップの厚さと前記内側リップの厚さとの比は約２：１〜約４：１である、請求項１に記載の装置。
4. ジェット航空機のサブシステムに吸気を供給するために前記航空機の胴体上で用いられる空気入口装置であって、
   ピトー入口を含み、前記ピトー入口は、
   喉部と、航空機の前記胴体の外面の外側に位置決めされる面とを有するダクト構造を含み、前記ダクト構造は、喉部が前記胴体に隣接し航空機の飛行中に前記胴体にわたって移動する胴体境界層の第１の部分を受けるようなものであり、前記ピトー入口はさらに、
   ダクト構造の表面と胴体の外面との間に配置され、予め定められた高さによって胴体の外側でダクト構造を支持するための境界層ダイバータを含み、前記境界層ダイバータは、前記胴体の前記外面に直接隣接した境界層の第２の部分が前記喉部に入るのを防ぐ、空気入口装置。
5. 航空機であって、
   外面を有する胴体と、
   ピトー入口とを含み、前記ピトー入口は、
   面および喉部を有し、航空機の前記胴体の前記外面の外側において前記面で位置決めされるダクト構造を含み、前記ダクト構造は、前記胴体に隣接し航空機の飛行中に前記胴体にわたって移動する境界層の第１の部分を受けるようなものであり、前記ピトー入口はさらに、
   ダクト構造の表面と胴体の外面との間に配置され、予め定められた高さによって胴体の外側でダクト構造の一部を支持するための境界層ダイバータを含み、前記境界層ダイバータは、前記胴体の前記外面に直接隣接した境界層の第２の部分が前記ダクト構造に入るのを防ぐ、航空機。
6. ジェット航空機の胴体の外面上に入口を形成するための方法であって、
   前記胴体の前記外面に隣接して配置されているが前記外面から持上げられている、喉部を有するピトー入口を形成するステップと、
   低エネルギ部分が前記ピトー入口の前記喉部に入るのを防ぐために、前記胴体の前記外面に隣接し前記ピトー入口の入口面に配置された境界層の前記低エネルギ部分を逸らすステップと、
   前記ピトー入口の前記面を用いて前記境界層の高エネルギ部分を受けるステップとを含む、方法。
7. 内側リップと、前記内側リップから間隔をあけて配置された外側リップとを備えた前記ピトー入口を形成するステップをさらに含み、前記内側リップは前記胴体の前記外面に近接しており、さらに、
   前記外側リップと前記内側リップとの厚さ比が約２：１〜約４：１となるように、前記内側リップおよび前記外側リップを形成するステップを含む、請求項６に記載の方法。
8. 境界層の低エネルギ部分を逸らすステップは、前記ピトー入口のダクト構造と前記胴体の前記外面との間に配置されたダイバータを用いて、前記ダクト構造を支持するステップを含む、請求項６に記載の方法。

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